Desempenho da asa Clark Y-14: Implantação de dispositivos de alta sustentação (Flaps e Slats)

Clark Y-14 Wing Performance: Deployment of High-lift Devices (Flaps and Slats)

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Clark Y-14 Wing Performance: Deployment of High-lift Devices (Flaps and Slats)

8.4: Cross Cylindrical Flow: Measuring Pressure Distribution and Estimating Drag Coefficients

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09:18 min

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October 13, 2017

Overview

Fonte: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire

Uma asa é o maior aparelho gerador de elevadores em um avião. O desempenho das asas pode ser melhorado com a implantação de dispositivos de elevação alta, como retalhos (na borda da trilha) e ripas (na borda superior) durante a decolagem ou pouso.

Neste experimento, um túnel de vento é utilizado para gerar certas velocidades de ar, e uma asa Clark Y-14 com retalho e slat é usada para coletar e calcular dados, como o coeficiente de tempo de elevação, arrasto e arremesso. Um aerofólio Clark Y-14 é mostrado na Figura 1 e tem uma espessura de 14% e é plano na superfície inferior de 30% do acorde para trás. Aqui, os testes do túnel de vento são usados para demonstrar como o desempenho aerodinâmico de uma asa Clark Y-14 é afetado por dispositivos de elevação alta, como retalhos e ripas.

Figura 1. Clark Y-14 perfil aerofólio.

Principles

A velocidade de um avião é relativamente baixa durante a decolagem e pouso. Para gerar elevação suficiente, é necessário aumentar a área da asa e/ou alterar a forma do aerofólio nas bordas principais e arrastando da asa. Para isso, as ripas são usadas na borda principal, e os retalhos são usados na borda da trilha. Os retalhos e as ripas podem mover-se para dentro ou para fora das asas. A implantação dos retalhos e das ripas tem dois efeitos; aumenta a área da asa e o camber efetivo do aerofólio, o que aumenta o elevador. Além disso, a implantação de retalhos e ripas também aumenta o arrasto da aeronave. A Figura 2 mostra configurações de cruzeiro, decolagem e pouso de uma asa com uma aba e uma ripa.

Figura 2. Várias configurações de aba de asa e slat.

Durante o voo, a asa de um avião é continuamente submetida a uma força aerodinâmica e momento resultantes, como mostrado na Figura 3(a). A força resultante, R, pode ser decomposta em dois componentes. Normalmente, um componente é ao longo da direção da velocidade de fluxo distante, V_∞, que é chamado de arrastar, D, e o outro componente é perpendicular à direção, que é chamado de lift, L.

O momento, M, move o nariz do avião para cima ou para baixo, assim, é chamado de momento de arremesso. Nos testes do túnel de vento, as forças normais e axiais são tipicamente medidas diretamente. As forças normais, Ne axial, A,estão relacionadas ao levantamento e arrasto através do ângulo de ataque, α, como mostrado na Figura 3(b). O ângulo de ataque é definido como o ângulo entre a direção de velocidade de fluxo distante e o acorde do aerofólio da asa.

Figura 3(a). Força aerodinâmica resultante e momento.

Figura 3(b). A decomposição da força resultante, R.

Os dois pares de força também podem ser expressos da seguinte forma:

onde α é o ângulo de ataque.

O coeficiente de elevação não dimensional, C_L,para uma asa é definido como:

onde L é o elevador, é a pressão dinâmica baseada na densidade do fluxo livre, ρ_∞, e airspeed, V_∞, e S é a área de referência da asa.

Da mesma forma, o coeficiente de arrasto não-dimensional para uma asa é definido como:

A força aerodinâmica resultante do elevador e do arrasto está localizada em um ponto na asa (ou aerofólio) chamado centro de pressão. No entanto, a localização do centro da pressão não é um local fixo, mas sim, ele se move com base no ângulo de ataque. Portanto, é conveniente mover todas as forças e momentos para aproximadamente o ponto de acorde quarto (uma distância de 1/4 do comprimento do acorde da borda principal). Isso é chamado de momento de arremesso sobre o acorde trimestral, M_c/4.

Figura 4. Momento de arremesso sobre o acorde do trimestre.

O coeficiente de momento de arremesso, C_M,c/4, cerca de acorde de trimestre é definido como:

onde M_c/4 é o momento de arremesso sobre o acorde trimestral, e c é o comprimento do acorde da asa.

O desempenho das asas depende do número de Reynolds, Re, que é definido como:

onde o parâmetro μ é a viscosidade dinâmica do fluido.

Nesta demonstração, o desempenho de uma asa Clark Y-14 com uma retalho simples e uma simples ripa é avaliado em um túnel de vento, como mostrado na Figura 4. A asa é instalada em um dispositivo chamado equilíbrio de picada, que é mostrado na Figura 5 e mede a força normal, N, e a força axial, A.

Figura 5. Clark Y-14 asa com uma aba e uma ripa.

Procedure

Para este procedimento, use um túnel de vento aerodinâmico com uma seção de teste de 1 ft x 1 ft e uma velocidade máxima de operação de 140 mph. O túnel de vento deve ser equipado com um sistema de aquisição de dados (capaz de medir ângulo de ataque, força normal, força axial e momento de arremesso) e um equilíbrio de picada.
Abra a seção de teste e instale a asa no balanço da picada. Comece com a configuração de asa limpa.
Coloque um inclinômetro portátil no equilíbrio da picada e ajuste o botão de ajuste do ângulo de campo para definir o tom de equilíbrio da picada para horizontal.
Com o equilíbrio horizontal do balanço da picada, atrase o ângulo de ataque (é chamado de ângulo de tom no painel de exibição de dados do computador do túnel de vento).
Tare toda força, momento e leituras de velocidade aérea em ângulo zero de ataque.
Ajuste o ângulo de ataque para -8°, e não colete medições de vento registrando toda a força normal, força axial e leituras de momentos de arremesso.
Repita as medidas sem vento para ângulos de tom que variam de -8° a 18°, com incrementos de 2°.
Volte o ângulo de ataque para -8°, e execute o túnel de vento a 100 km/h. Colete leituras da força normal, força axial e momento de arremesso de -8° a 18° com incrementos de 2°.
Ajuste a asa para a segunda configuração com a ripa ajustada para ter cerca de 3/8 no slot. Repita os passos 3 – 8.
Ajuste a asa para a terceira configuração, com a aba definida para 45° em relação à linha de acordes, e a ripa não implantada. Repita os passos 3 – 8.
Ajuste a asa para a quarta configuração com a ripa e a aba implantadas (Figura 5). Repita os passos 3 – 8.

A asa é o principal aparelho gerador de elevadores em um avião, e sua geometria é fundamental para seu desempenho. Primeiro, lembre-se que o elevador é uma força aerodinâmica que é gerada por um diferencial de pressão entre as superfícies superior e inferior. O elevador total é proporcional à área superficial da asa. Assim, uma área de superfície mais elevada resulta em aumento da elevação.

O elevador também é afetado pela geometria da seção transversal da asa, chamada de aerofólio. Lembre-se que a linha de acordes do aerofólio conecta as bordas principais e arrastadas. Outra propriedade chamada camber descreve a assimetria entre as duas superfícies. A maioria das asas tem camber positivo, o que significa que eles são convexos. Assim como na área de superfície, o aumento do camber resulta em aumento da elevação.

Uma vez que a velocidade do vento é relativamente lenta durante a decolagem e pouso, a área de superfície e camber são aumentadas implantando dispositivos nas bordas principais e arrastadas da asa, a fim de gerar elevação suficiente. O dispositivo na borda principal do aerofólio é chamado de slat, enquanto o dispositivo na borda de arrasto é chamado de retalho. Ripas e retalhos podem entrar ou sair das asas, conforme necessário.

Enquanto a implantação de ripas e retalhos aumenta o elevador, também aumenta a força de arrasto na aeronave, que age em oposição ao elevador. Podemos quantificar ambas as forças calculando o coeficiente de elevação e coeficiente de arrasto, como mostrado, onde L e D são elevadores e arrasto, respectivamente. Rho infinito e V infinito são a densidade e velocidade do fluxo livre, enquanto S é a área de referência da asa.

O elevador, como uma força distributiva na natureza, pode ser equalizado ou simplificado em uma única força concentrada localizada no centro da pressão. No entanto, à medida que o ângulo do ataque muda, este local se move para frente ou para trás. Então, em vez disso, nos referimos ao centro aerodinâmico da asa quando se discute forças.

O centro aerodinâmico da asa é o local onde o coeficiente do momento de arremesso é efetivamente inalterado por ângulo variado de ataque. Outra maneira típica de expressar o momento de arremesso é usar o coeficiente de momento de arremesso. Este coeficiente dimensionado é calculado como mostrado, onde M C/4 é o momento de arremesso sobre o ponto de acorde de 1/4.

Em nossa demonstração, medimos o momento de arremesso em um acorde de 1/4, que é próximo ao centro aerodinâmico da asa. Neste experimento, estudaremos um aerofólio Clark Y-14 com um simples plano e ripa em vários ângulos de ataque. Em seguida, analisaremos o momento de elevação, arrasto e arremesso para determinar as características de desempenho em cada configuração.

Para este experimento, use um túnel de vento aerodinâmico com uma seção de teste de 1 ft por 1 ft e uma velocidade máxima de operação de 140 mph. O túnel de vento deve ser equipado com um sistema de aquisição de dados e um balanço de ferrão, que mede forças normais e axiais.

Agora, obtenha um modelo de asa Clark Y-14 com uma aba e slat anexadas. Comece o teste com a configuração da asa limpa, o que significa que nem a aba nem a slat são implantadas. Agora abra a seção de teste e instale a asa no balanço da picada.

Opere o botão de ajuste do ângulo de tom sob a seção de teste do túnel de vento para ajustar o tom de equilíbrio da picada para horizontal. Use um inclinômetro portátil para medir o ângulo do tom e ajuste o tom para alcançar uma leitura de zero. Feche a seção de teste e atrou o ângulo de tom na exibição do túnel de vento. Então, renas todas as leituras de força, momento e velocidade aérea no sistema de aquisição de dados.

Agora, ajuste o ângulo do tom, também chamado de ângulo de ataque, para menos 8°, e faça uma medição sem vento registrando toda a força axial, força normal e leituras de momentos de arremesso. Repita as medidas sem vento para ângulos de tom que variam de menos 8 a 18° com incrementos de 2°. Quando todas as medidas sem vento tiverem sido feitas, retorne o ângulo de arremesso para menos 8°.

Agora, ligue o túnel de vento e aumente a velocidade para 100 km/h. Faça leituras da força axial, força normal e momento de arremesso para ângulos de arremesso que variam de menos 8° a 18°, com incrementos de 2°. Depois de ter concluído todas as medidas com a asa limpa, desligue o túnel de vento e abra a seção de teste.

Ajuste a asa para uma nova configuração, com a slat ajustada para ter cerca de 3/8 de polegada de ranhura. Reexecute o experimento exatamente da mesma forma que para a asa limpa, fazendo primeiro medições sem vento a ângulos de tom de menos 8 – 18° com incrementos de 2°. Em seguida, colete as mesmas medidas a 100 km/h.

Depois de concluir essas medidas, modifique a asa para uma terceira configuração com as abas definidas para 45° em relação à linha de acordes e a ripa não implantada. Em seguida, reexecutar as medidas como antes. Por fim, ajuste a asa para a quarta configuração, onde tanto a slat quanto a aba são implantadas, e repita o experimento.

Agora vamos interpretar os resultados. Para analisar os dados, primeiro calcularemos o coeficiente de elevação não dimensional em cada ângulo de arremesso, que é definido como mostrado. Rho infinity é a densidade de fluxo livre, V infinito é a velocidade de fluxo livre, e S é a área de referência da asa. Todos esses valores são conhecidos.

Lift, L, é calculado como uma relação de dois pares de força, onde N é a força normal e A é a força axial. Ambos foram medidos pelo equilíbrio da picada. Alfa é o ângulo de ataque, também chamado de ângulo de arremesso, neste experimento. Agora, vamos olhar para um gráfico do coeficiente de elevação versus o ângulo de arremesso para cada uma das quatro configurações.

Comparando a asa limpa e as curvas de configuração de slat, vemos que as duas curvas estão quase sobrepostas em ângulos baixos de ataque. No entanto, a curva de elevação da asa limpa atinge cerca de 12°, mas a curva da slat continua aumentando. Isso indica que uma ripa pode ser usada para aumentar o elevador. Se compararmos as curvas de elevação limpa e retalho, veremos que a aba aumenta a elevação sobre todo o ângulo de alcance de ataque. Se tanto a ripa quanto a aba forem implantadas ao mesmo tempo, o benefício de ambos os dispositivos é combinado e o elevador máximo é ainda maior.

Em seguida, calcule o coeficiente de arrasto para cada ângulo, que é definido como mostrado. Arrastar, D, também é definido como uma relação dos pares de força normal e axial. Ao comparar o coeficiente de arrasto para cada configuração, vemos que o arrasto aumenta drasticamente com a aba e a slat implantadas. A força aerodinâmica resultante, R, de arrastar e levantar está localizada em um ponto na asa chamada centro de pressão.

O centro da pressão não é um local fixo, mas se move com mudança de ângulo de ataque. Assim, é mais conveniente calcular todas as forças e momentos sobre o ponto de acorde de 1/4. Então, usando o momento de arremesso em 1/4 acorde, que é medido pelo equilíbrio da picada, podemos calcular o coeficiente de momento de arremesso como mostrado.

Finalmente, olhando para o coeficiente do momento de arremesso para cada configuração e ângulo de tom, vemos que o coeficiente de momento de arremesso vai para o regime negativo com a aba implantada. Isso significa que o centro de pressão muda para a borda de arrasto com a aba implantada.

Em resumo, aprendemos como aparelhos geradores de elevadores são usados para melhorar o desempenho da aeronave. Em seguida, avaliamos uma asa Clark Y-14 em um túnel de vento para ver como uma aba e uma ripa afetam o elevador, o arrasto e o momento de arremesso.

Results

Os resultados da configuração da asa limpa são mostrados na Tabela 1. As figuras 6 – 8 mostram todos os três coeficientes versus ângulo de ataque, α, para todas as quatro configurações. A partir da Figura 6, tanto o retalho quanto o slat melhoraram o coeficiente do elevador, mas de formas diferentes. Comparando a asa limpa e a curva de elevação de slat, as duas curvas estão quase sobrepostas em ângulos baixos de ataque. A curva de elevação da asa limpa atinge cerca de 0,9 a 12°, mas a curva de slat continua subindo para 1. 4 a 18°. Isso indica que as ripas podem ser usadas para aumentar o elevador. Ao comparar as curvas de elevação de asa limpa e retalho, a aba aumenta a elevação sobre todo o ângulo de alcance de ataque. E se tanto a ripa quanto a aba forem implantadas ao mesmo tempo, o efeito é cumulativo e o elevador máximo é ainda maior.

Ao comparar o coeficiente de arrasto para cada configuração na Figura 7, o coeficiente de arrasto aumenta drasticamente quando tanto a aba quanto a slat são implantadas. Finalmente, como mostrado na Figura 8, o coeficiente do momento de arremesso entra no regime negativo quando a aba é implantada. Isso significa que o centro de pressão muda para a borda de arrasto com a aba implantada.

Mesa 1. Resultados experimentais para a configuração da asa limpa.

Ângulo de ataque (°)	Coeficiente de elevação, C_L	Coeficiente de arrasto, C_D	Coeficiente de momento de arremesso, C_M,c/4
-8	-0.022	0.015	-0.129
-6	-0.029	0.014	-0.059
-4	0.096	0.016	-0.059
-2	0.208	0.011	-0.054
0	0.353	0.006	-0.065
2	0.460	0.004	-0.053
4	0.548	0.032	-0.051
6	0.708	0.015	-0.062
8	0.789	0.025	-0.061
10	0.849	0.031	-0.061
12	0.873	0.045	-0.056
14	0.856	0.058	-0.089
16	0.803	0.080	-0.125
18	0.803	0.092	-0.128

Figura 6. Coeficiente de elevação versus ângulo de ataque, α.

Figura 7. Arrastar coeficiente vs ângulo de ataque, α.

Figura 8. Coeficiente de momento de arremesso vs ângulo de ataque, α.

Mesa 2. Parâmetros utilizados para cálculos.

Parâmetros	Valores
Densidade de ar, ρ	0,00230 lesma/ft³
Densidade da água, ρ_L	1.935 lesma/ft³
Aceleração gravitacional, g	32,17 ft/s²
Viscosidade, m	3,79 x 10^-7 lbf s/ft²
Velocidade de transmissão livre, V_∞	60 mph
Número de Reynolds, Re	1,56 x 10⁵
Comprimento do acorde, c	3,5 em
Área de asa, S	35 em²

Applications and Summary

A geração de elevadores pode ser aprimorada pela implantação de dispositivos de elevação alta, como retalhos e ripas. A maioria dos aviões são equipados com retalhos, e todos os aviões de transporte comercial têm retalhos e ripas. É fundamental caracterizar o desempenho de uma asa com retalhos e ripas durante o desenvolvimento da aeronave.

Nesta demonstração, uma asa Clark Y-14 com uma aba e uma ripa foi avaliada em um túnel de vento. As forças e as medições de momento foram coletadas para determinar os coeficientes de tempo de elevação, arrasto e arremesso da asa com e sem flap e implantação de slat. Os resultados demonstram que o coeficiente de elevação aumenta quando a aba e a slat são implantadas. No entanto, isso também resultou em um aumento dramático no momento de arrasto e arremesso.

References

John D. Anderson (2017), Fundamentals of Aerodynamics, 6th Edition, ISBN: 978-1-259-12991-9, McGraw-Hill

Transcript

The wing is the primary lift-generating apparatus in an airplane, and its geometry is key to its performance. First, recall that lift is an aerodynamic force that is generated by a pressure differential between the top and bottom surfaces. The total lift is proportional to the surface area of the wing. Thus, a higher surface area results in increased lift.

Lift is also affected by the geometry of the wing cross section, called an airfoil. Recall that the chord line of the airfoil connects the leading and trailing edges. Another property called the camber describes the asymmetry between the two surfaces. The majority of wings have positive camber, meaning that they are convex. As with surface area, increased camber results in increased lift.

Since wind speed is relatively slow during takeoff and landing, surface area and camber are increased by deploying devices on the wing’s leading and trailing edges in order to generate sufficient lift. The device at the leading edge of the airfoil is called a slat, while the device at the trailing edge is called a flap. Slats and flaps can move into or out of the wings as needed.

While the deployment of slats and flaps increases lift, it also increases the drag force on the aircraft, which acts in opposition to lift. We can quantify both of these forces by calculating the lift coefficient and drag coefficient as shown, where L and D are lift and drag, respectively. Rho infinity and V infinity are the free stream density and velocity, while S is the reference area of the wing.

Lift, as a distributive force in nature, can be equalized or simplified into a single concentrated force located at the center of pressure. However, as the angle of attack changes, this location moves forward or aft. So instead, we refer to the aerodynamic center of the wing when discussing forces.

The aerodynamic center of the wing is the location where the pitching moment coefficient is effectively unchanged by varied angle of attack. Another typical way to express pitching moment is to use the pitching moment coefficient. This dimensionless coefficient is calculated as shown, where M C/4 is the pitching moment about the 1/4 chord point.

In our demonstration, we measure the pitching moment at a 1/4 chord, which is close to the aerodynamic center of the wing. In this experiment, we will study a Clark Y-14 airfoil with a simple flat and slat at various angles of attack. We will then analyze lift, drag, and pitching moment to determine performance characteristics at each configuration.

For this experiment, use an aerodynamic wind tunnel with a 1 ft by 1 ft test section and a maximum operating airspeed of 140 mph. The wind tunnel must be equipped with a data acquisition system and a sting balance, which measures both normal and axial forces.

Now, obtain a Clark Y-14 wing model with an attached flap and slat. Begin the test with the clean wing configuration, meaning that neither the flap nor slat are deployed. Now open the test section, and install the wing on the sting balance.

Operate the pitch angle adjustment knob underneath the test section of the wind tunnel to adjust the sting balance pitch to horizontal. Use a handheld inclinometer to measure the pitch angle and adjust the pitch to reach a reading of zero. Close the test section and tare the pitch angle in the wind tunnel display. Then, tare all force, moment, and airspeed readings on the data acquisition system.

Now, adjust the pitch angle, also called the angle of attack, to minus 8°, and make a no-wind measurement by recording all axial force, normal force, and pitching moment readings. Repeat the no-wind measurements for pitch angles ranging from minus 8 to 18° with 2° increments. When all of the no-wind measurements have been made, return the pitch angle to minus 8°.

Now, turn on the wind tunnel and increase the airspeed to 60 mph. Take readings of the axial force, normal force, and pitching moment for pitch angles ranging from minus 8° to 18°, with 2° increments. After you have completed all of the measurements with the clean wing, turn the wind tunnel off and open the test section.

Adjust the wing to a new configuration, with the slat adjusted to have about 3/8 of an inch of slot. Rerun the experiment exactly the same way as for the clean wing, by first making no-wind measurements at minus 8 – 18° pitch angles with 2° increments. Then collect the same measurements at 60 mph.

After you have completed these measurements, modify the wing to a third configuration with the flaps set to 45° with respect to the chord line and the slat not deployed. Then rerun the measurements as before. Finally, adjust the wing to the fourth configuration, where both the slat and flap are deployed, and repeat the experiment.

Now let’s interpret the results. To analyze the data, we’ll first calculate the non-dimensional lift coefficient at each pitch angle, which is defined as shown. Rho infinity is the free stream density, V infinity is the free stream velocity, and S is the reference area of the wing. All of these values are known.

Lift, L, is calculated as a relation of two force pairs, where N is the normal force and A is the axial force. Both were measured by the sting balance. Alpha is the angle of attack, also called the pitch angle, in this experiment. Now, let’s look at a plot of the lift coefficient versus the pitch angle for each of the four configurations.

Comparing the clean wing and the slat configuration curves, we see that the two curves are almost overlapping at low angles of attack. However, the clean wing lift curve peaks at about 12°, but the slat curve continues to increase. This indicates that a slat can be used to increase lift. If we compare the clean wing and the flap lift curves, we see that the flap increases lift over the entire angle of attack range.If both the slat and flap are deployed at the same time, the benefit of both devices are combined and the maximum lift is even higher.

Next, calculate the drag coefficient for each angle, which is defined as shown. Drag, D, is also defined as a relation of the normal and axial force pairs. In comparing the drag coefficient for each configuration, we see that the drag increases dramatically with the flap and slat deployed. The resultant aerodynamic force, R, from drag and lift is located on a point on the wing called the center of pressure.

The center of pressure is not a fixed location, but instead moves with changing angle of attack. Thus, it is more convenient to calculate all forces and moments about the 1/4 chord point. Then, using the pitching moment at 1/4 chord, which is measured by the sting balance, we can calculate the pitching moment coefficient as shown.

Finally, looking at the pitching moment coefficient for each configuration and pitch angle, we see that the pitching moment coefficient goes into the negative regime with the flap deployed. This means that the center of pressure shifts towards the trailing edge with the flap deployed.

In summary, we learned how lift-generating apparatus are used to improve aircraft performance. We then evaluated a Clark Y-14 wing in a wind tunnel to see how a flap and a slat affects lift, drag, and pitching moment.

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